【EP3552963A1】用于飞行器门口空间的多模式可变形建造物【专利】

智能变形飞行器进展及关键技术研究

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智能变形飞行器进展及关键技术研究像鸟儿一样灵活自由的飞翔，一直是人类梦寐以求的理想。人类很早就认识到鸟儿可以根据飞行状态适时调整飞行姿态，以最佳效率完成滑翔、盘旋、攻击等动作。随着飞行器设计对于高机动性、高飞行效率和多任务适应能力等综合设计需求的不断提高，像鸟儿一样高效灵活的智能变形飞行器研究逐渐成为学术界和工程界的研究热点。北大西洋公约组织对智能变形飞行器做出过如下定义：通过局部或整体改变飞行器的外形形状，使飞行器能够实时适应多种任务需求，并在多种飞行环境保持效率和性能最优。由此可见，智能变形飞行器是一种具有飞行自适应能力的新概念飞行器，其研究涉及非定常气动力、时变结构力学、气动伺服弹性力学、智能材料与结构力学、非线性系统动力学、智能感知与控制科学等多个学科前沿和热点，代表了未来先进飞行器的一种发展方向。智能变形飞行器具有巨大的应用前景，以美国航空航天局设想的未来智能变形飞机为例，通过新型智能材料、作动器、传感器和控制系统的综合运用，飞机可以随着外界环境变化，柔顺、平滑、自主地不断改变外形，不仅保持整个飞行过程中的性能最优，更能提高舒适性并降低成本。

美国航空航天局设想的未来智能变体飞机概念机翼平面形状合理改变可改善飞行器的气动性能。下表列出了机翼参数变化对气动性能的影响，可以看出，通过合理改变机翼形状参数，可以改善飞行器的气动特性和操纵性能，带来增大升力、减小阻力、增大航程与航时等好处，可使飞行器能够高效地完成多种飞行任务。由于机翼形状参数带来的影响多样，机翼变形的设计方式也多种多样。本文针对研究最多的变展长、变弦长、变厚度、变后掠和变弯度等变形形式，分别展开介绍。

变体飞行器及其变形驱动技术

基金项目:国家自然基金项目(90816003,50905085);教育部博士学科点基金资助(200802871067) 作者简介:朱华(1978—　),男,江苏东台人,工学博士、副研究员,中国振动工程学会振动与噪声控制专业委员会委员、理事。研究方向主要是超声电机及其应用技术。主持国家自然科学基金,博士学科点基金,航空基金各1项。在国内外期刊和会议上发表文章共15篇,SC I 检索3篇,E I 检索7篇,I STP 检索1篇,I N SPEC 检索1篇,授权国家发明专利2项。变体飞行器及其变形驱动技术朱华,刘卫东,赵淳生 (南京航空航天大学精密驱动研究所,江苏南京210016) 摘　要:变体飞行器可以根据飞行环境的不同,自主地改变气动外形,更有效地完成飞行任务, 是目前国内外飞行器领域的研究热点之一。回顾了早期刚性变体飞行器、柔性变体飞行器及其变形驱动技术的发展过程。通过对应用于变体飞行器的各种智能材料及作动器的性能特点的比较,总结出一种新型的压电作动器———超声电机在变体飞行器变形驱动上的技术优势,提出了利用超声电机来驱动小型变体飞行器变形所要研究的关键问题。关键词:变体飞行器;压电作动器;超声电机;控制中图分类号:TH39;V221 文献标志码:A 文章编号:167125276(2010)022******* M orph i n g A i rcraft and ItsM orph 2dr i v i n g Techn i ques ZHU Hua,L I U W ei 2dong,Z HAO Chun 2sheng (P re c isi o n D ri vi ng La bo ra t o ry o f N an ji ng U n i ve rs ity o f Ae r o nau ti c s a nd A str o nau ti c s,N an ji ng 210016,C h i na )Abstract:Mo r ph i ng a irc ra ft can cha nge its ae r o dynam i c shap e au t om a ti ca ll y acco rd i ng t o the fli gh t e nvir o nm e n t a nd p e rf o r m the fli ght ta sk m o re e ffe c ti ve l y .It be com e s a ho tspo t i n the re se a rch fi e l d of a e r ona uti c s.The de ve l o pm e nt o f m o r p h i ng a irc ra fts a nd the ir dri vi ng techni que s a re re vi ew e d.The p e rf o r m a nce cha rac te ris ti c s of eve ry ki nd o f i n te lli ge ntm a te ri a l a nd a c tua t o rs a re com pa re d w ith a nd the n the te chn i ca l adva ntage s o f a new p i e zo e l ec tri c a c tua t o r i .e.u ltra son i c m o t o r a re summ a ri zed.The i de a tha t ultra son i c m o 2t o rs a re use d t o a c tua te the m o r ph o f the sm a ll sca l e a irc ra ft is p r opo sed a nd som e key issue s ne e de d t o be i nve s ti ga te d. Key words:m o r p hi ng a irc raft;p i e zoe l ec tri c a c tua t o r;ultra so ni c m o t o r;con tr o l 0　引言变体飞行器是将新型智能材料、作动器、传感器综合应用到飞行器的机翼上,通过柔顺、平滑、自主地改变飞行器的外形来改变其气动性能,以适应不同的飞行条件,扩展飞行包线和改善操纵特性,减小阻力,加大航程,减少或消除颤振、抖振和涡流干扰等的影响,从而更有效地完成各种飞行任务。因此,变体飞行器是一种柔性的具有结构自适应能力的新概念飞行器。正是因为这种变体飞行器诱人的前景,包括美国国家航空航天局(NAS A )、国防部高级研究计划局(DARP A )在内的各种研究机构都成立了一些专项小组,对其进行预研,并取得了许多研究成果,正逐步应用于飞行器的局部结构改进(如BK117直升机主旋翼后缘襟翼等)。随着近空间飞行器研究热潮的掀起,我国也对变体飞行器的研究给予了高度重视,研究进展很快。在智能材料和结构方面取得了一些研究成果,成功突破了形状记忆聚合物(shape me mory poly mer,S MP )等关键智能材料的制备技术,提出了柔性智能结构单元、滑动翼肋等变形方案,并进行了概念原型的探索。但与国外相比,目前国内对变体飞行器的研究依然处于探索阶段,对工程样机的研制和实验验证研究尚未见报道。迅速开展对变体飞行器相关关键技术的研究迫在眉睫。在此背景下,回顾了变体飞行器的发展历史,综述了其驱动技术的研究成果,通过比较各种智能材料作动器的性能,提出利用超声电机来驱动飞行器变形的思想。 1　刚性变体飞行器变形飞行器的概念最早可以追溯到1890年,法国Cle ment Ader 提出了变体机翼的设计思想(图1)。他首次提出变体侦察机出于对速度的追求,机翼应设计成类似于蝙蝠或者鸟翅膀的形状,框架可折叠,面积可以缩小1/2, 甚至1/3,蒙皮膜应有弹性[1] 。1914年,为了提高飞行器的可控性,美国Eds on 申请了一项关于变体扭曲机翼的专利,提出了可变后掠翼的思想。1931年,H ill 研制图2所示的可变后掠无尾翼飞行器试飞成功,其后掠角可从4°变化到75°,利用蜗轮蜗杆机构驱动。 1930年,前苏联I van M akhonine 设计了机翼可伸缩的飞行器K 210飞行器,并与1931年试飞成功,其翼展可以从13m 增加到21m,翼面积增加57%,采用气动作动器驱动。当机翼收缩时,最高时速186k m,而当机翼伸展时,最高时速为155k m 。1937年,前苏联研制了一种可面

展向变形飞行器型总体方案设计

展向变形飞行器型总体方案设计展向变形飞行器，是模仿鸟类飞行而设计的一种可变形飞行器，展向扭转变形就好比鸟儿用翼翅的变化实现不同的飞行姿势和飞行状态，可以运用机翼的扭转实现飞行器的滚转运动、偏航运动以及俯仰运动等各种不同的操作，可以辅助甚至代替操纵面工作目前，欧美等国已经对机翼扭转变形的应用做过一些实验和研究，主要集中于扭转变形的驱动技术、材料和结构技术等方面研究表明，扭转变形飞行器在变形飞行器领域有不可替代的地位，随着智能飞行器技术的深入研究与快速发展，扭转变形的应用前景良好。本文针对展向扭转变形飞行器，建立展向变形飞行器非线性模型，并通过小扰动线性化方法，得到展向变形飞行器纵向小扰动线性化变参数模型，最后结合鲁棒最优控制，对展向变形飞行器模型进行控制仿真，并分析了扭转变形对飞行器纵向飞行性能的影响。展向变形机翼结展向变形机翼结构的概念演变机翼是飞行器在飞行中可重新构型的主要部件。在飞行中有目的地改变机翼外形(通过机翼扭转)，可以有效地增加机翼的效率。其中，改变翼展和机翼面积的效果最为突出。 2.1展向变形飞行器的基本要求飞机在巡航时通常要求机翼具有高展弦比和大机翼面积，而要想高速飞行，就要求低展弦比和小机翼面积。变形机翼使机翼面积能够在50％～150％之间变化，分别适应巡航和高速飞行时的需要。目前大多数飞机都采用缝翼和襟翼方式，通过机械装置增大机翼面积或增加机翼弯度，为飞机提供更多的升力。展向变形飞行器在不同飞行状态下，会有不同的外形，与之对应的气动力和气动力矩也会不同，因此在进行控制等分析之前，分别对不同外形条件下的气动力和气动力矩进行计算就成了本文研究过程中很重要的一步。但是这种机械运动的襟翼和缝翼笨重、复杂、效率低下，因此，有必要寻找一种无需机械动作就能让机翼外形在飞行中发生有效改变的方法，使飞机在各种速度下都具有理想的性能。 2.2材料选取由于展向变形的几何形状不规则，使得机翼承受额外的挠度应力，如果仍旧采用传统机翼上的材料设计展向变形机翼，则会面临刚性太大，无法发生有效形变的情况。目前主要的展向变形机翼材料选取偏向于柔性材料为主，不管是上面提到的巴沙木还是复合材料都具有一定的柔性，选择好的对于机翼沿展向变形的

高超声速变形飞行器翼面变形模式分析

第40卷第3期国防科技大学学报Vol．40No．3 2018年6月JOURNAL OF NATIONAL UNIVERSITY OF DEFENSE TECHNOLOGY Jun．2018 doi：10．11887/j．cn．201803003http：//journal．nudt．edu．cn 高超声速变形飞行器翼面变形模式分析* 彭悟宇1，杨涛1，涂建秋2，丰志伟1，张斌1 （1．国防科技大学空天科学学院，湖南长沙 410073；2．中国运载火箭技术研究院，北京 100076）摘要：为提高高超声速翼身组合式飞行器的射程，研究了采用不同翼面变形模式时，飞行器在马赫数3～8内的气动特性和翼面效率。针对典型的轴对称翼身组合式外形，采用Navier-Stokes方程进行数值模拟，对伸缩、变后掠和二维折叠三种变形模式下的外形在超声速及高超声速来流条件下进行模拟，并对升阻比、翼面单位面积升阻比和操稳特性进行分析。结果表明：在超声速及高超声速范围内，变后掠变形模式在宽速域内升阻比提高明显，同时具备优良的翼面效率及操稳特性，其在马赫数3～8范围内具有最优的综合性能。研究成果能对高超声速翼身组合式变形飞行器布局设计提供参考，具有一定的指导意义。关键词：变形飞行器；高超声速；翼面变形模式；升阻比；操稳比中图分类号：V211 文献标志码：A文章编号：1001－2486（2018）03－015－07 ＡｎａｌｙｓｉｓｏｎｗｉｎｇｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎｍｏｄｅｓｏｆｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃｍｏｒｐｈｉｎｇａｉｒｃｒａｆｔPENG Wuyu1，YANG Tao1，TU Jianqiu2，FENG Zhiwei1，ZHANG Bin1 （1．College of Aeronautics and Astronautics，National University of Defense Technology，Changsha410073，China； 2．China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing100076，China）Ａｂｓｔｒａｃｔ：Aiming at improving the range of wing-body combination aircraft at hypersonic flow conditions，the aerodynamic characteristics and wing efficiency of morphing tactical missile with different deformation modes at Mach number from3to8were studied．The Navier-Stokes equations were used to simulate the flow field，and the lift-to-drag ratio，wing efficiency，stability and controllability of different deformation modes as telescopic，variable sweep and two-dimensional folding were compared．Results show that under the condition of supersonic and hyper-sonic flow，the variable sweep wing mode improves the lift-to-drag ratio significantly，and at the same time，it has excellent wing efficiency and stability and controllability．The mode performs best at the Mach number from3to8．The conclusion can offer some valuable guidance to the research and application of hypersonic morphing aircraft aerodynamic configuration．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：morphing aircraft；hypersonic；wing deformation modes；lift-to-drag ratio；stability and controllability 随着飞行环境的复杂化和任务类型的多样化，对飞行器的性能要求越来越高，为了更有效地扩大飞行包线，变形飞行器的概念应时而生。变形飞行器是一种多用途多形态的飞行器，可以根据飞行环境、飞行剖面以及作战任务的需要进行自适应变形。变形飞行器的飞行轨迹、飞行高度和飞行速度等机动多变，飞行状态多样（如起降、巡航、机动、盘旋和俯冲等），在不同飞行条件下执行多种飞行任务时均能发挥飞行器最优的飞行性能［1－4］。针对高超声速飞行器，在采用大水平翼面对称气动布局实现高升阻比的同时，往往给飞行器的主动段静不稳定状态下的姿态控制以及末段快速机动带来一定的设计困难，同时难以实现全速域、大空域的气动性能最优。另外，大水平翼面对称气动布局的几何包络尺寸较大，往往难以满足不同发射方式等对飞行器外形包络提出的强约束条件。相对于传统飞行器，变形飞行器通过变形可以改善飞行性能，有望形成新的舵面设计和控制方法，提高飞行器操纵控制效率，同时有望拓宽其跨高度、跨速度稳定工作范围，提高推进效能，有机动能力强、工作空域广、控制品质好等优点［5］。由于其突出的综合性能，随着智能材料及结构等相关学科的发展，变形飞行器的相关研究在国内外如火如荼地开展，而其中大多数的研究均是针对低速条件下的变形飞行器展开。在美国国防高级研究计划局（Defense Advanced Research *收稿日期：2017－04－10 基金项目：国防科技大学科研计划资助项目（JC－13－04）作者简介：彭悟宇（1990—），男，四川绵阳人，博士研究生，E-mail：pengwy＠foxmail．com；杨涛（通信作者），男，教授，博士，博士生导师，E-mail：taoy90＠163．com 万方数据

四轴飞行器作品说明书

四轴飞行器在各个领域应用广泛。相比其他类型的飞行器，四轴飞行器硬件结构简单紧凑，而软件复杂。本文介绍四轴飞行器的一个实现方案，软件算法，包括加速度计校正、姿态计算和姿态控制三部分。校正加速度计采用最小二乘法。计算姿态采用姿态插值法、需要对比这三种方法然后选出一种来应用。控制姿态采用欧拉角控制或四元数控制。关键词：四轴飞行器；姿态；控制

1.引言 (1) 2.飞行器的构成 (1) 2.1.硬件构成 (1) 2.1.1.机械构成 (1) 2.1.2.电气构成 (3) 2.2.软件构成 (3) 2.2.1.上位机 (3) 2.2.2.下位机........... . (4) 3.飞行原理........... ................................ (4) 3.1. 坐标系统 (4) 3.2.姿态的表示 (5) 3.3.动力学原理 (5) 4.姿态测量........... ................................ (6) 4.1.传感器校正 (6) 4.1.1.加速度计和电子罗盘 (6) 5.姿态控制 (6) 5.1.欧拉角控制 (6) 5.2.四元数控制 (7) 6.姿态计算 (7) 7.总结 (8) 参考文献 (9)

1.引言四轴飞行器最开始是由军方研发的一种新式飞行器。随着MEMS传感器、单片机、电机和电池技术的发展和普及，四轴飞行器成为航模界的新锐力量。到今天，四轴飞行器已经应用到各个领域，如军事打击、公安追捕、灾害搜救、农林业调查、输电线巡查、广告宣传航拍、航模玩具等。目前应用广泛的飞行器有：固定翼飞行器和单轴的直升机。与固定翼飞行器相比，四轴飞行器机动性好，动作灵活，可以垂直起飞降落和悬停，缺点是续航时间短得多、飞行速度不快；而与单轴直升机比，四轴飞行器的机械简单，无需尾桨抵消反力矩，成本低。本文就小型电动四轴飞行器，介绍四轴飞行器的一种实现方案，讲解四轴飞行器的原理和用到的算法，并对几种姿态算法进行比较。 2.飞行器的构成四轴飞行器的实现可以分为硬件和软件两部分。比起其他类型的飞行器，四轴飞行器的硬件比较简单，而把系统的复杂性转移到软件上，所以本文的主要内容是软件的实现。 2.1.硬件构成飞行器由机架、电机、螺旋桨和控制电路构成。 2.1.1.机械构成机架呈十字状，是固定其他部件的平台，本项目采用的是碳纤维材料的机架。电机采用无刷直流电机，固定在机架的四个端点上，而螺旋桨固定在电机转子上，迎风面垂直向下。螺旋桨按旋转方向分正桨和反桨，从迎风面看逆时针转的为正桨，四个桨的中心连成的正方形，正桨反桨交错安装。 CA D设计机架如图：

扑翼变形飞行器的动力学建模与飞行仿真

目录摘要 (i) ABSTRACT ......................................................................................................... i i 第一章绪论 (1) 1.1 研究背景及意义 (1) 1.2 国内外研究现状 (2) 1.2.1 变形方案研究现状 (3) 1.2.2 气动性能估算研究现状 (5) 1.2.3 动力学建模与仿真研究状况 (7) 1.3 本文研究内容 (8) 第二章基于涡格法的气动特性分析 (10) 2.1 引言 (10) 2.2 涡格法 (10) 2.2.1 马蹄涡的诱导速度 (10) 2.2.2 涡格法气动模型 (12) 2.3 扑翼运动和滑翔运动模型 (13) 2.3.1扑翼运动模型 (13) 2.3.3 滑翔运动模型 (18) 2.4 涡格法估算气动特性 (18) 2.4.1气动模型 (18) 2.4.2涡格法估算扑翼运动模型气动特性 (20) 2.4.3涡格法估算滑翔运动模型气动特性 (24) 2.5 小结 (25) 第三章多刚体动力学建模 (26) 3.1 引言 (26) 3.2 拟坐标拉格朗日方程 (26) 3.3 仿生多体飞行器物理模型 (27) 3.4 系统各刚体质心速度、角速度及动能的推导 (28) 3.4.1刚体A体的质心速度、角速度及动能 (28) 3.4.2刚体B体、C体和F体的质心速度、角速度及动能 (28) 3.4.3刚体E体、D体的质心速度和角速度及动能 (30) 3.4.4系统总动能 (30)

3.5 拉格朗日函数对拟速度的偏导 (31) 3.6 广义质量矩阵对时间导数的计算 (33) 3.7 拟坐标拉格朗日方程的其它项 (38) 3.8 内力矩反算 (38) 3.9 小结 (43) 第四章飞行特性仿真 (44) 4.1 引言 (44) 4.2 仿真条件及仿真模型 (44) 4.3仿真结果及分析 (44) 4.3.1 扑翼阶段 (44) 4.3.2 滑翔阶段 (50) 4.3.3 整个飞行仿真周期 (55) 4.4 小结 (60) 第五章总结与展望 (61) 致谢 (62) 参考文献 (64) 作者在学期间取得的学术成果 (70) 附录A 多刚体动力学建模公式推导 (71)

第六届华中地区大学生数学建模邀请赛问题1.飞行器空间坐标修正

第六届华中地区大学生数学建模邀请赛题目：飞行器空间坐标修正【摘要】飞行器的导航问题越来越受到人们的重视，它对精度的要求非常之高，我国通过激光引导和北斗导航系统来提高导弹等的定位导航精度然而由于噪声干扰和仪器精度问题使得飞行器的坐标观测值存在一定误差，随着时间的推移，误差逐渐积累会变得越来越大，这会严重影响飞行器的导航精度，因此修正坐标误差非常必要。本文在分析了各物理量的关系的基础上，经过严密地推导，得出各个轴方向上的位移与其对应速度的修正之后的函数关系，据此建立了相关的数学模型并通过评价说明了模型的合理性和科学性。对于问题一：噪声信号的干扰对飞行器空间坐标的观测值造成误差，通常采用联邦卡尔曼滤波的方法或者通过坐标变换用雅各比行列式来修正噪声干扰带来的误差。对于问题二：另外观测数据的仪器误差可以均值法或者迭代均值法来消减。关键词：联邦卡尔曼，坐标变换，雅各比行列式，迭代均值

目录一问题重述 (3) 1.1问题背景 (3) 1.2问题提出 (3) 二模型假设 (4) 三符号说明与名词解释 (4) 四问题分析 (4) 4.1问题一分析 (4) 4.2问题二分析 (6) 五模型建立与求解 (7) 5.1问题一模型 (7) 5.2问题二模型 (11) 六模型评价 (13) 七模型的改进 (13) 参考文献 (14)

一问题重述 1.1问题背景飞行器的导航精度问题一直是航空航天领域研究的重要课题，惯性导航系统是一种不依赖于任何外部信息的自主式导航系统，在航空航天领域起着越来越重要的作用。由于其系统结构误差、惯性测量部件误差、标度系数误差等因素的影响，惯性导航系统的积累误差随着时间的推移而逐渐增大，这一问题严重影响到航空航天技术的发展。目前关于定位精度的研究成果主要是从物理技术(例如红外测距)方面来提高定位的精度，近年来，围绕定位坐标精度问题的相关研究也渐渐展开。因此进一步研究飞行器空间坐标修正方法有重要的理论意义和应用价值。本题的目标是利用数学的方法对飞行器的误差进行修正，并利用结果进行飞行器的仿真。 1.2问题提出某一观测站测得飞行器空间位置(假设观测站为坐标原点)X(x、y、z)，飞行器的飞行速度V(x轴、y轴、z轴),飞行器与观测站之间的偏向角α，俯仰角θ以及观测数据的时间间隔t。所给的各项数据均含有一定的误差，其中观测站的坐标 (0,0,0)不含误差，飞行器的坐标（观测值）可能含有较大误差。请根据所给数据进行如下工作：问题一：飞行器坐标的数据为观测值，由于电子仪器的精度和噪声干扰等，含有一定的误差波动，建立数学模型对飞行器坐标观测值的随机波动误差进行修正。问题二：由于观测数据的仪器误差，飞行器坐标在长时间的飞行中，坐标数据的观测值由于误差的累积发生漂移，建立数学模型，对飞行器的坐标的这种误差进行修正。(提示：在短时间内，可以视为飞行器坐标含有一定的常量误差，或者飞行器的这种误差是线性变化的)。问题三：结合具体的飞行器给出误差修正方案。

形状记忆聚合物在可变形飞行器上的应用

形状记忆聚合物在可变形飞行器上的应用尹维龙，孙启健，张波，刘京藏，冷劲松 (哈尔滨工业大学复合材料与结构研究所，哈尔滨150080) 摘要“机翼不能变形，飞机就不可能实现变形”。可变形飞机机翼设计中最为重要的是蒙皮材料的选择。机翼要实现其弦长、展长、后掠角和面积等的大幅度变化，蒙皮材料必须能够承受足够大的变形，且在变形过程中要有足够的刚度来维持机翼的气动外形，同时在变形过程中材料的剪切模量要尽可能的小，以减少驱动器对能量的要求。形状记忆聚合物（Shape Memory Polymer, SMP）的出现使机翼蒙皮的无缝变形成为可能。本文主要研究SMP 作为蒙皮材料的力学特性分析方法，并研究了SMP蒙皮在风载作用下的变形情况。得出如下结论：(1)采用有限元方法对SMP大变形分析是可行的；(2)SMP是可变形飞行器蒙皮材料的首选。关键词飞行器可变形形状记忆聚合物蒙皮中图分类号V215.3 0 前言常规机翼的几何外形是根据飞机特定的任务、特定的高度、马赫数和飞机重量进行设计的，如巡航时要求具有高升阻比和大机翼面积；起降时要具有高升力系数和大机翼面积；高速飞行和机动时要具有大后掠角、小展弦比。固定翼型机翼通常只对一个设计点是最优的，飞行过程中飞行参数连续变化，机翼的几何外形在多数情况下都不是最优状态。如何使飞机的外形适应多种飞行状态，在整个飞行包线内都具有最佳的气动特性，这是飞机设计师始终在探索解决的问题。 “机翼不能变形，飞机就不可能实现变形”。可变形飞行器机翼设计中最为重要的是蒙皮材料的选择。机翼要实现其弦长、展长、后掠角和面积等的大幅度变化，蒙皮材料必须能够承受足够大的变形，且在变形过程中要有足够的刚度来维持机翼的气动外形，同时在变形过程中材料的剪切模量要尽可能的小以减少驱动器对能量的要求。可见，传统材料是无法胜任，新型智能材料的发展使机翼蒙皮的无缝变形成为可能。所谓智能材料和结构，是指将传感器、驱动器和微处理控制系统融合在母体材料中，使结构不仅具有普通材料所具备的承载功能，还能感知和处理内外部环境信息，并通过改变结构的物理性质使结构对环境做出响应，实现自变形、自诊断、自适应、自修复等多种功能。形状记忆聚合物（Shape Memory Polymer, SMP）是一种具有特殊“记忆功能”的智能材料。这种材料的初始形态，也就是它的“记忆”形状是一种刚性体即高模量形态，当它受热、高频光或电激励后将变成一种低模量弹性体，当它再次被激励后，它将恢复到它的原来的高模量形态。形状记忆聚合物的形变量最大可为200%，是可变形飞行器机翼实现大变形所需蒙皮材料的首选。洛克希德-马丁公司在其“折叠机翼”变形方案中，将形状记忆聚合物应用于折叠机翼的连接部分，并成功地进行了风洞试验。如图1所示。图1 SMP蒙皮二维折叠试验（洛马公司）形状记忆聚合物的性能很大程度上依赖于温度和时间。Michelle等设计了拉伸和剪切变形试验装置，研究了形状记忆聚合物在不同变形方式和不同温度下的力学性能[2]，采用单调加载试验。同时也研究了预应力对SMP承受剪切变形的影响。Michael等对硅橡胶、SMP、波纹材料等几种可变形材料进行了单向拉伸、双向拉伸、剪切变形几个状态下力学性能的对比研究[3]，采用压力变形实验 ·1447·

四旋翼飞行器的姿态解算小知识点

1、惯性测量单元IMU(InertialMeasurement Unit) 姿态航向参考系统AHRS(Attitude and Heading Reference System) 地磁角速度重力MARG(Magnetic, Angular Rate, and Gravity) 微机电系统MEMS(Micro Electrical Mechanical Systems) 自由度维数DOF(Dimension Of Freedom) 无人驾驶飞行器UAV(Unmanned Aerial Vehicle) 扩展卡尔曼滤波EKF(Extended Kalman Filter) 无损卡尔曼滤波UKF(Unscented Kalman Filter) 惯性导航系统INS(Inertial Navigation System) 全球导航卫星系统GNSS(Global Navigation Satellite System) 天文导航系统CNS(Celestial Navigation System) 可垂直起降VTOL(Vertical Take-off and Landing) 2、常见的导航系统：惯性导航、天文导航、卫星导航、路标导航、无线电导航、推算导航、组合导航。 3、有两个基本坐标系：“地理”坐标系和“载体”坐标系。”地理”坐标系指的就是地球上的“东北天（ENU）”坐标系，而“载体”坐标系值的就是四轴自己的坐标系。 4、在“地理”坐标系中，重力的值始终是（0，0，1g），地磁的值始终是（0，1，x）。这些值就是由放置在四轴上的传感器测量出来的。 5、“地理”坐标系和“载体”坐标系是两个不同的坐标系，需要转化。转化的方法就是坐标系的转换，目前有三种方式：四元数（q0123）、欧拉角（yaw（Z轴）/ pitch（Y轴）/roll（X 轴）属于其中一种旋转顺序Z-Y-Xà航空次序欧拉角）、方向余弦矩阵（9个系数）。 6、所谓的姿态，就是公式+系数。比如：欧拉角公式和欧拉角的系数（翻滚、倾仰、偏航） 7、姿态的数据来源有5个：重力、地磁、陀螺仪、加速度计、电子罗盘。其中前两个来自“地理”坐标系，后三个来自“载体”坐标系。 8、导航的基本原则就是保证两个基本坐标系的正确转化，没有误差。只有实现了这个原则，载体才可以在自己的坐标系中完成一系列动作而被转换到地理坐标系中看起来是正确的。为了达到这个目标，需要对两个坐标系进行实时的标定和修正。因为坐标系有三个轴，偏航yaw修正由电子罗盘（基于载体）、地磁（基于地理）对比修正误差补偿得到。倾仰pitch 和翻滚roll上的修正由加速度计（基于载体）、重力（基于地理）对比修正误差得到。在完成了基本原则的基础之后，即保证两个坐标系的正确转化后，利用基于载体上的陀螺仪进行积分运算，得到基于载体坐标系的姿态数据，经过一系列PID控制，给出控制量，完成基于载体坐标系上的稳定控制后，反应到地理坐标系上的稳定控制，从而达到我们观察到的定高、偏航、翻滚、倾仰等动作。对于上述论述可以看出，导航姿态从理论上讲只用陀螺仪是可以完成任务的。但是由于陀螺仪在积分过程中会产生误差累计，外加上白噪声、温度偏差等会造成导航姿态的解算随着时

飞行器坐标

飞行器空间坐标修正摘要随着科技的快速发展，人们追求着精益求精。毋庸置疑，精确度问题成了热点问题。特别，高精度要求的航空航天领域对精度的研究更是有很重要的理论意义和应用价值。本题的目的是利用数学的方法对飞行器的测量数据进行坐标修正，使得飞行器的空间坐标位置更加精确。针对问题一，主要产生误差的原因是电子仪器的精度和噪声干扰等。由于仪器精读造成的误差无法消除，在这里我们只考虑噪声的干扰，可以采用迭代均值法，卡尔曼滤波器模型对坐标数据进行了误差修正。针对问题二，飞行器坐标在长时间的飞行中，坐标数据的观测值由于误差的累积发生漂移。通过问题一的修正后的数据，采用vx,vy的坐标变换法，对（vx，vy，vh）进行变换并将它与所测数据进行比较，并进行数据融合对数据进行第二次修正。针对问题三，我们选择的具体飞行器为无人机。由飞行器运动方程，推导出斜距与飞行状态之间的关系。在根据所测数据，利用kalman滤波方法可得斜距估计。根据实际值、最优估计值和GPS推算值进行数据融合，对空间坐标修正。在将结果进行无人机仿真表明，使用此模型可以是无人机的空间坐标位置得到很好的修正，位置更精确。关键词：迭代均值法 kalman滤波坐标变换法飞行器运动方程数据融合一．问题的重述随着科学技术的高速发展，飞行器得到越来越广泛的运用，而飞行器的导航精度问题一直是航空航天领域研究的重要课题，惯性导航系统是一种不依赖于任何外部信息的自主式导航系统，在航空航天领域起着越来越重要的作用。由于其系统结构误差、惯性测量部件误差、标度系数误差等因素的影响，惯性导航系统的积累误差随着时间的推移而逐渐增大，这一问题严重影响到航空航天技术的发展。目前关于定位精度的研究成果主要是从物理技术(例如红外测距)方面来提高定位的精度，近年来，围绕定位坐标精度问题的相关研究也渐渐展开。因此进一步研究飞行器空间坐标修正方法有重要的理论意义和应用价值。本题的目标是利用数学的方法对飞行器的误差进行修正，并利用结果进行飞行器的仿真。附录表一中给出的数据是飞行器的空间位置坐标以及其在空间的速度，还有飞行器与观测站之间的偏向角和俯仰角。其中除了观测站的位置坐标（0,0,0）是准确，其余的数据均有一定的误差，请对给出的数据进行以下三项工作： 1.飞行器坐标的数据为观测值，由于电子仪器的精度和噪声干扰等，含有一定的误差波动，建立数学模型对飞行器坐标观测值的随机波动误差进行修正。 2.由于观测数据的仪器误差，飞行器坐标在长时间的飞行中，坐标数据的观测值由于误差的累积发生漂移，建立数学模型，对飞行器的坐标的这种误差进行修正。(提示：在短时间内，可以视为飞行器坐标含有一定的常量误差，或者飞行器的这种误差是线性变化的)。 3.结合具体的飞行器给出误差修正方案。